Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР за № 834-248 от 2 сентября 1985 г. начало эксплуатации Ил-114 было запланировано на II квартал 1991 г. Строить самолет поручали сразу двум авиационным заводам, поскольку потребность только «Аэрофлота» в этих машинах составляла 1500 экземпляров.
Ташкентское авиационное производственное объединение им. В.П.Чкалова определили в качестве ведущего предприятия по серийному выпуску самолета Ил-114. Вторым серийным предприятием стал московский авиационный завод «Знамя труда», который ведет отсчет своей истории с 1909 г. и сегодня называется Московское авиационное производственное объединение им. П.В.Дементьева (МАПО).
Этот серийный авиационный завод № 30 многие годы строил ильюшинские самолеты ДБ-3 (Ил-4), Ил-2, Ил-12, Ил- 14 и его модификации, Ил-28 и модификации, Ил-18 и модификации, Ил-38.
Предполагалась и кооперация в рамках бывшего Совета экономической взаимопомощи (СЭВ). Например, в Болгарии должны были выпускать оперение самолета, колеса шасси, элементы гидравлической системы, элементы топливной системы, пилотажнонавигационное и наземное оборудование. Польша бралась производить воздушные винты и стойки опор шасси, Чехословакия – двигатель ТВ7-117С и агрегаты системы управления двигателем, пассажирские кресла и тренажеры. Из Румынии предполагалось поставлять отъемные части крыла с агрегатами топливной системы, а из Югославии – гондолы двигателей и макет самолета для продувок в ЦАГИ. Все произведенные в разных странах агрегаты и системы самолета должны были направляться в Ташкент для окончательной сборки машин.
Известные политические события расстроили планы совместного производства Ил-114. Исключением стало только изготовление дренированной модели самолета на авиационном заводе в городе Дубровник (бывшая СФРЮ), откуда ее доставили в Жуковский на самолете Ил-76.
В соответствии с техническим заданием МГА СССР, которое утвердили 15 апреля 1987 г., самолет Ил- 114 должен был перевозить не менее 60 пассажиров (коммерческая нагрузка – 5,4 тонны) на практическую дальность 1000 км с крейсерской скоростью 500 км/ч на высоте 6000-7200 метров. Предусматривалась эксплуатация самолета с относительно небольших аэродромов, имеющих как бетонированные, так и грунтовые покрытия взлетно-посадочных полос.
Разработчики стремились обеспечить возможность автономной эксплуатации Ил-114 в слабо оборудованных аэропортах. При максимальной простоте конструкции самого самолета его предполагали оснастить встроенным входным трапом для пассажиров. Это позволяло использовать принцип «багаж при себе», хорошо отработанный на широкофюзеляжном пассажирском самолете Ил-86.
Кроме того, на Ил-114 имелась вспомогательная силовая установка, а также быстрый и легкий (без использования аэродромных средств) доступ ко всем элементам конструкции, необходимый для технического обслуживания самолета.
Требование о возможности эксплуатации Ил-114 как днем, так и ночью, в простых и сложных метеорологических условиях предопределило установку на самолет специального бортового оборудования, которое позволяло производить взлет и посадку в метеоусловиях, соответствующих II категории ИКАО.
При эксплуатации в арктических и антарктических районах самолет Ил- 114 должен перевозить 1500 кг коммерческой нагрузки на практическую дальность 4800 км. Эти параметры, заложенный в основные требования, позволяют создать на базе данного самолета различные модификации: патрульный, океанский разведчик рыбы, ледовый разведчик, административный – с малой пассажирской вместимостью, но более комфортабельный.
Таким образом, выбор оптимальной схемы самолета, мощности его силовой установки, геометрических и массовых параметров, особенностей конструкции явился результатом предъявленных к Ил-1'14 весьма разнообразных требований.
Была разработана прочностная модель планера самолета Ил-114, по которой методом конечных элементов выполнены анализ различных конструктивно-силовых схем стыков агрегатов планера и расчеты усилий взаимодействия агрегатов планера: крыла с фюзеляжем, стабилизатора с фюзеляжем, киля с фюзеляжем.
Проводились расчеты деформаций, напряжений, потоков, сил, моментов в сечениях элементов конструкции планера и расчеты потребных жесткостей элементов конструкции планера, толщины обшивок, панелей, стенок, площадей стрингеров, поясов, балок.
Этой сложной и кропотливой работой занималось расчетное бюро ОКБ, возглавляемое заместителем главного конструктора В.И.Абрамовым (с 1993 г. он главный конструктор). Там трудились прекрасные специалисты: А. Г.Калиш, А.А.Неронов, О.В.Чувилин, В.М.Курушин, В.И.Ткаченко, Е.Я.Виноградов, Ю.Е.Шредер и другие. Затем данные расчетов были переданы в конструкторские подразделения для непосредственного выпуска чертежей.
Самолет Ил-114 выполнен по схеме свободно несущего моноплана с низкорасположенным крылом и оперением нормальной схемы. На крыле самолета установлены два турбовинтовых двигателя ТВ7-117С со взлетной мощностью 2500 л.с.каждый. Разработан этот двигатель в ленинградском ОКБ им. В.Я.Климова (генеральный конструктор А.А.Саркисов).
На двигателях установлены малошумные шестилопастные воздушные винты СВ-34, разработанные в ступинском конструкторско бюро «Аэросила» (главный конструктор Ю.Л.Сухоросов). Винт, диаметр которого равен 3,6 метрам, снабжен автоматической системой флюгирования лопастей в полете.
Конструкция мотогондол, их положение относительно крыла и взлетно- посадочной механизации находятся в зависимости от заданных характеристик самолета. Расположение мотогондол по размаху крыла выбрано с учетом сохранения в минимально возможных пределах моментов крена и разворота, возникающих в случае отказа одного из двигателей. Немаловажным условием также является снижение уровня шума в пассажирской кабине и кабине экипажа.
В ЦАГИ еще на подготовительном этапе провели обширные аэродинамические исследования 14 моделей различных поверхностей крыла, а также горизонтального и вертикального оперения. Благодаря этому крыло самолета Ил-114 имеет высокий уровень аэродинамического и весового совершенства. Оно оснащено эффективной взлетно-посадочной механизацией, состоящей из выдвижных 2-щелевых закрылков с фиксированным дефлектором, которые отклоняются на углы 10, 20 40 градусов (по результатам сертификационных летных испытаний углы отклонения закрылков временно ограничены 10 и 20 градусами). Расположенные также на крыле органы поперечного управления самолетом – элероны – оборудованы сервокомпенсатором и триммером.
Крыло первого опытного самолета было оснащено двумя секциями интерцепторов, которые отклонялись на угол 40° и предназначались для парирования крена самолета в случае отказа одного
